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Japanische Trägerraketen L und M Serie

Japan verfügt über zwei unterschiedliche Trägerraketen: Die kleinen mit Feststoff angetriebenen Raketen der Lambda und My Serie und die größeren Flüssigkeitsträgerraketen der N und H Serie. Diese Unterteilung hat nicht nur technologische Gründe, sondern das japanische Weltraumprogramm wird auch von zwei Institutionen durchgeführt:

Das Institut ISAS der Tokioter Universität betreibt die Feststoffraketen der My Serie und die nationale Raumfahrtagentur NASDA die größeren N und H Raketen. Ebenso unterscheiden sich die Nutzlasten: ISAS startet wissenschaftliche Nutzlasten und die NASDA technologische und Anwendungssatelliten. Die erste gemeinsame Entwicklung die J-1 ist vorerst gescheitert. Am 1. Oktober 2003 sind drei japanische Raumfahrtorganisationen zur neuen Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA) zusammengeschlossen worden. Neben der NASDA sind dies die ISAS und das National Aerospace Laboratory of Japan (NAL), welches vornehmlich Grundlagenstudien für Antriebe von Raketen und Flugzeugen betrieb.

Es gibt auch 2 Startplätze: Kagoshima für die L+M Feststoffraketen, Tanegashima für die flüssig angetriebenen N,H,J Raketen. Beide liegen im Süden Japans. Eine Beeinträchtigung beider Startplätze sind die Fischereirechte: In der Startzone werden mit großen Kilometerlangen Treibnetzen die Meere leer gefischt. Die Fischindustrie hat in Japan Priorität, das bedeutet in der Praxis, dass es nur 2 kurze Startfenster im Jahr gibt in denen Raketenstarts möglich sind: Von Mitte Januar bis Ende Februar und von Ende Juli bis Ende September, also nicht einmal 4 Monate im Jahr. Man erkennt dies ganz deutlich bei den Starts. Teilweise mussten auch Planetensonden monatelang im Erdorbit geparkt werden, da ein Start während des idealen Startfensters unmöglich ist. So ist es auch nicht verwunderlich das einer der Satelliten die Japan startet Wale beobachten soll - schließlich stehen die bei den Japanern ganz oben auf der Speisekarte!

Alle japanischen Trägerraketen haben mit einer Ausnahme bis jetzt nur japanische Nutzlasten transportiert. Die Startzahl ist gering, so fanden in 24 Jahren N+H Entwicklung insgesamt nur 31 Starts statt, also weniger als 2 pro Jahr, dies macht die Trägerraketen auch unverhältnismäßig teuer.

Auch sonst zeigte sich in der japanischen Trägerraketenentwicklung etwas völlig untypisches für Japan: Es gelang nicht wie auf anderen Märkten wie z.B. der Foto- oder Elektronikindustrie erfolgreich in den Markt einzubrechen oder diesen gar zu dominieren. Japanische Trägerraketen sind die teuersten der Welt, 2-3 mal teurer als westliche Gegenstücke. Nur zwei ausländische Nutzlasten konnten in 30 Jahren gewonnen werden: Express für den letzten Start der My-3SII und Artemis für den Erstflug der H-2A. (Dann aber auf die Ariane 5 umgebucht).

Dieser Artikel behandelt die Raketen mit festen Treibstoff. Die mit flüssigem Treibstoff, die N und H Serie wird in einem anderen Artikel behandelt.

Die L (Lambda) Serie

L4-S Start

Der Einstieg Japans in die Raumfahrt begann mit Höhenforschungsraketen, die Namen nach dem griechische Alphabet bekamen. Aus der Kappa Serie (Buchstabe K) entstand von 1963 an die schwere Höhenforschungsrakete der L Serie (Lambda), die 100 kg Nutzlast auf 1800 km Höhe bringen konnte. Mit einer zusätzlichen vierten Stufe und zwei Boostern an der ersten Stufe entstand von 1963 bis 1966 die erste japanische Trägerrakete Lambda 4S. Die Booster brannten nur wenige Sekunden, ergaben aber einen enormen Schub von über 250 kN. Stabilisiert wurden erste und zweite Stufe durch aerodynamische Finnen. Der Satellit war mit der kugelförmigen vierten Stufe verbunden. Die Nutzlastspitze umhüllte beide. Wie die My Serie startete diese Rakete aus von einer Art Kran, unter welchem Sie in einem spitzen Winkel aufgehängt war. Dieser Startturm war transportabel.

Die Nutzlastkapazität der 9.400 kg schweren Rakete lag bei nur 23-25 kg. Dies lag vor allem an den hohen Leermassen der Stufen. Wie bei den ersten Weltraumraketen anderen Nationen auch scheiterten die ersten Starts. Erst der Letzte von fünf Starts gelang. Die Lambda war primär gedacht um Erfahrungen zu sammeln, für anspruchsvolle Satelliten war die Nutzlast zu gering. Die gewonnenen Erfahrungen flossen aber in den Bau der My Serie, die erheblich erfolgreicher als die kleinen Lambdas war.

Wie alle Feststoffraketen wurde die Lambda vom ISAS entwickelt und von Kagoshima aus gestartet. Alle vier Fehlstarts lagen an der neu entwickelten vierten Stufe. Der erste japanische Satellit Ohsumi wurde beim letzten Start erfolgreich in einen stark elliptischen Orbit abgesetzt. Er enthielt nur einige Beschleunigungsmesser und Thermometer, doch er war der erste Satellit, den Japan selbst in einen Orbit gebracht hatte. Damit war der Sinn der Lambda schon erfüllt, denn sie sollte nur diesen einen Satelliten starten als "Proof of Concept". Die Lambda selbst wurde als Höhenforschungsrakete bis 1977 eingesetzt. Von den 35 Starts von 1963 bis 1977 misslangen nur 6, darunter allerdings 4 orbitale Einsatze. Die Lambda selbst war eine recht zuverlässige Höhenforschungsrakete, doch wie sich mit den Problemen mit der letzten Stufe zeigte ist es ein technologischer Sprung von einer Höhenforschungsrakete zu einem Satellitenträger.

Bei den vorhergehenden Versuchen einen Satelliten zu starten bekam die Nutzlast keinen Namen. Dies hat sich in Japan so eingebürgert. Eine Nutzlast bekommt eine technische Bezeichnung wie z.B. ETS-VIII (Engineering Test Satellite 8). Erst wenn der Start geglückt ist, bekommt der Satellit einen (meist poetischen) Namen.

L4S - Lambda Serie

L-4S

Erststart 26.9.1966, letzter Start 11.2.1970
Starts: 5, Fehlstarts 4
Nutzlast 26 kg in eine 350 x 5140 km Bahn
Startmasse 9.4 t
Höhe 16.52 m

Booster (2)
Vollmasse: 2 × 502.5 kg
Leermasse: 2 x 190.5 kg
Schub 2 × 127.5 kN über 7.4 sec
Spezifischer Impuls 2109 m/s
Länge 5.772 m, Durchmesser 0.31 m

Stufe 1:
Vollmasse 4976,4 kg
Leermasse: 1089,4 kg
Schub 363 kN über 28.8 sec.
Spezifischer Impuls 2158 m/s
Länge 8,381 m, Durchmesser 0.767 m

Stufe 2:
Vollmasse: 2474,5 kg
Leermasse: 619,4 kg
Schub 115.3 kN über 38.4 sec.
Spezifischer Impuls 2382 m/s
Länge 4,074 m, Durchmesser 0.767 m

Stufe 3:
Vollmasse: 832,1 kg
Leermasse: 283,4 kg
Schub 64.55 kN über 27 sec.
Spezifischer Impuls 2445 m/s
Länge 2,963 m, Durchmesser 0.548 m

Stufe 4:
Vollmasse 102,58 kg
Leermasse 14.55 kg
Spezifischer Impuls 2491 m/s
Schub 7.945 kN über 31.3 sec.
Länge 1,104 m, Durchmesser 0.483 m

Erfolg Datum Nutzlast Träger Nr.
- 26.09.1966 L-4S-1 L-4S-1
- 20.12.1966 L-4S-2 L-4S-2
- 13.04.1967 L-4S-3 L-4S-3
- 22.09.1969 L-4S-4 L-4S-4
x 11.02.1970 Ohsumi L-4S-5

Die My Serie

Die My Serie umfasste immer größere Feststoffraketen, mit denen zahlreiche wissenschaftliche Nutzlasten transportiert werden. Die Nutzlast stieg von 180 kg bei der ersten My 4S auf 1950 kg bei der neuesten Version My-V. Die My Serie sind die größten reinen Feststoffraketen die derzeit im Einsatz sind.

Insgesamt war die My Serie erheblich erfolgreicher als die Lambda Serie, auch wenn es hier zu Fehlstarts kam. Die Rakete wird wie die L vom ISAS gestartet und ist heute noch in Benutzung. Das Festhalten an der My Serie ist insofern bemerkenswert, da die Raketen weder besonders preiswert noch besonders leistungsfähig sind. In den USA wurde z.B. die Scout durch die preiswertere Pegasus ersetzt. Ähnliche Pläne z.B. für vom Flugzeug aus abgeworfene Versionen gab es auch in Japan, sie wurden jedoch bislang nicht umgesetzt.

Die My 4S

Die Namensgleichheit zur L4S (Lambda) ist nicht zufällig. Wie diese, wurde die M4S aus der zweistufigen schweren Höhenforschungsrakete M3D entwickelt. Diese stellt die Stufen 1+2. Die Stufen 3+4 sind verbesserte Versionen der Stufen 2+3 der Lambda 4S. Die Rakete wurde durch Finnen an der ersten Stufe und Spinstabiliisierung bei den oberen Stufen stabilisiert. Es gab keine Steuermöglichkeit der Stufen, so dass der Orbiteinschuss durch Zünden der Stufen in einem festgelegten Winkel zur Erdoberfläche an einem bestimmten Zeitpunkt abhing. Die Genauigkeit dieser Methode lässt naturgemäß zu wünschen übrig.

Die Booster der Lambda 4S wurden ebenfalls übernommen und gleichzeitig 8 dieser gezündet. Diese Startbooster hat man auch später im My Programm beibehalten. Erst die beiden letzten Modell My-S II und My 5 benutzen andere bzw. keine Booster. Die My 4 S wurde bald von den stärkeren Modellen abgelöst und stand lediglich 2 Jahre im Dienst.

Stufe 1+Booster hatten ein sehr geringes Expansionsverhältnis bei den Düsen von 3.57 (Booster) und 5.94 (erste Stufe). Der spezifische Impuls war daher sehr gering, auch für Feststofftriebwerke. Dies glich man durch ein hohes Expansionsverhältnis bei den oberen 3 Stufen (Stufe 2: 20.0, Stufe 3: 17.36 und Stufe 4: 19.9) aus.

My 4S

My 4S

Erststart 25.9.1970, letzter Start 18.8.1972
Starts: 4, davon 1 Fehlstart
Nutzlast 180 kg in eine LEO Bahn
Startmasse 43.8 t
Höhe 23.56 m

Booster (8) SRB-310
Vollmasse: 8 × 520,75 kg
Leermasse: 8 x 185.25 kg
Schub 8 × 97 kN über 7.5 sec
spez. Impuls 2148 m/s
Länge 5.79 m, Durchmesser 0.31 m

Stufe 1: M-10
Vollmasse 26333 kg
Leermasse: 5907 kg
Schub 720 kN über 60 sec.
Spez. Impuls 2148 m/s
Länge 12,962 m, Durchmesser 1.41 m

Stufe 2: M-20 TVC
Vollmasse: 9938 kg
Leermasse: 2779 kg
spez. Impuls 2560 m/s
Schub 280 kN über 62 sec
Länge 4,735 m, Durchmesser 1.41 m.

Stufe 3: M-3A
Vollmasse: 2763,6 kg
Leermasse: 772,6 kg
Schub 57 kN über 53 sec.
spez. Impuls 2599 m/s
Länge 4,022 m, Durchmesser 0,86 m

Stufe 4:
Vollmasse: 440,5 kg
Leermasse: 71,6 kg
spez. Impuls 2648 m/s
Schub 18 kN über 32 sec.
Länge 1,838 m, Durchmesser 0.79 m

Erfolg Datum Nutzlast Träger Nr.
- 25.09.1970 MS-F1 M-4S-1
x 16.02.1971 Tansei-1 M-4S-2
x 28.09.1971 Shinsei M-4S-3
x 19.08.1972 Denpa M-4S-4

Die My 3C

Die dreistufige Variante der My wurde in verschiedenen Versionen häufiger als die vierstufige 4S eingesetzt. Die erste Version, die M3C wurde von 1972-73 entwickelt. Eine grundlegende Änderung zur 4S war der nun auf 1.41 m durchgängig verbreiterte Durchmesser.

Die zweite und dritte Stufe waren neu entwickelt. Die zweite Stufe verfügte über eine verbesserte Schubvektorsteuerung. Dies erlaubte vor allem die Orbits mit einer höheren Präzision zu erreichen und senkte die Reserve die man vorhalten musste um Ungleichmäßigkeiten des Einschusses abzufangen. Dazu führte die zweite Stufe 173 kg Freon und 55 kg Wasserstoffperoxid mit, welches in den Düsenhals gespritzt wird. Das Wasserstoffperoxid führt zu einer besseren Verbrennung an der Einspritzstelle und damit einem lokalen Schubanstieg (sprich einer Veränderung der Schubrichtung aus der Geraden hinaus zur Einspritzstelle). Das Freon wirkte dagegen wie ein Löschmittel, es senkte den Schub lokal ab.

Gegenüber der 4S sank die Startmasse von 43.50 t auf 41.6 t während die Nutzlast leicht von 180 auf 195 kg anstieg. Dies lag vor allem an der Drittstufe welche einen deutlich höheren Impuls durch ein Entspannungsverhältnis von 43.11 erzielte. Allerdings war diese dritte Stufe sehr viel leichter als die My 4S.

My 3C

My 3C

Erststart 16.9.1974, letzter Start 21.2.1979
Starts: 4, davon 1 Fehlstart
Nutzlast 195 kg in eine LEO Bahn
Startmasse 41.60 t
Höhe 20.24 m

Booster (8) SRB-310
Vollmasse: 8 × 507,875 kg
Leermasse: 8 x 169,625 kg
Schub 8 × 97 kN über 7.5 sec
spez. Impuls 2148 m/s
Länge 5.79 m, Durchmesser 0.31 m

Stufe 1: M-10
Vollmasse 26301 kg
Leermasse: 5839 kg
Schub 720 kN über 60 sec.
Spez. Impuls 2185 m/s
Länge 11,846 m, Durchmesser 1.41 m

Stufe 2: M-20 TVC
Vollmasse: 9833 kg
Leermasse: 2607 kg
spez. Impuls 2677 m/s
Schub 280 kN über 62 sec.
Länge 6,069 m, Durchmesser 1.41 m

Stufe 3: M-3A
Vollmasse: 1240.61 kg
Leermasse: 165.21 kg
Schub 57 kN über 53 sec.
spez. Impuls 2775 m/s
Länge 2,326 m, Durchmesser 1.144 m

Erfolg Datum Nutzlast Träger Nr.
x 16.02.1974 Tansei-2 M-3C-1
x 24.02.1975 Taiyo M-3C-2
- 04.02.1976 CORSA M-3C-3
x 21.02.1979 Hakucho M-3C-4

Die My 3H

My-3HEine Verbesserung der My 3C war die H Version, mit ihr gelang es die LEO Nutzlast deutlich von 195 auf 270 kg anzuheben. Die Erststufe wurde verlängert, so das auch die Verhältnisse der Stufenmassen etwas ausgeglichener waren. Am meisten profitierte die My 3H aber durch die Wiedereinführung einer vierten Stufe. Bei der My-3C gelangte neben dem 195 kg schweren Satellit auch die 163 kg schwere ausgebrannte dritte Stufe mit in eine LEO Bahn. Durch die vierte Stufe konnte die Stufenleermasse entscheidend gesenkt werden. Dies machte den Hauptteil der Nutzlaststeigerung um 105 kg aus. Weiterhin konnte man das zur Schubvektorsteuerung benötigte Freon senken, da man nun auf den Erfahrungen mit der My-3C aufbauen konnte. So führte die My-3H nur noch 84.9 kg Freon neben 55 kg Wasserstoffperoxid mit. Die neue vierter Stufe verfügte wie die dritte Stufe über eine sehr lange Düse mit einem Expansionsverhältnis von 43.07:1 und daher über einen sehr hohen spezifischen Impuls.

Die 3H kam nur zu 3 Einsätzen. Bemerkenswert innerhalb des japanischen Weltraumprogramms ist das der letzte 3C Start nach der letzten 3H stattfand. Bei allen anderen Raumprogrammen der ISAS oder NASDA lief das erste Modell zuerst aus, bevor das Nachfolgemodell seinen Erststart hatte, also kein fließender Übergang wie in anderen Ländern üblich.

My 3H

My 3H

Erststart 19.2.1977, letzter Start 16.9.1978
Starts: 3, kein Fehlstart
Nutzlast 300 kg in eine LEO Bahn
Startmasse 48.7 t
Höhe 23,80 m

Booster (8) SRB-310
Vollmasse: 8 × 515 kg
Leermasse: 8 × 171 kg
Schub 8 × 97 kN über 7.5 sec
spez. Impuls 2158 m/s
Länge 5.79 m, Durchmesser 0.31 m

Stufe 1: M-13
Vollmasse 29287 kg, Leermasse 6290 kg
Schub 955 kN über 60 sec.
Spez. Impuls 2343 m/s
Länge 14,905 m, Durchmesser 1.41 m

Stufe 2: M-22 TVC
Vollmasse: 9870,6 kg
Leermasse: 2523,6 kg (inklusive 228 kg Freon und Wasserstoffperoxid)
Spez. Impuls 2716 m/s
Schub 280 kN über 64 sec.
Länge 5,836 m, Durchmesser 1.41 m

Stufe 3: M-3A
Vollmasse: 1249,15 kg
Leermasse: 163,75 kg
Spez. Impuls 2785 m/s
Schub 57 kN über 53 sec.
Länge 1,651 m, Durchmesser 1,136 m

Stufe 4:
Vollmasse: 58,91 kg
Leermasse: 12.81 kg
Spez. Impuls 2755 m/s
Länge 1,408 m, Durchmesser 0.932 m

Erfolg Datum Nutzlast Träger Nr.
x 19.02.1977 Tansei-3 M-3H-1
x 04.02.1978 Kyokko M-3H-2
x 16.09.1978 Jikiken M-3H-3

Die My 3S

Eine leicht veränderte Version der M3H war die M3S. Die Leistungsdaten waren nahezu identisch zur 3H, jedoch wurde das Steuersystem in allen Stufen etwas verbessert, zum ersten Mal war nun auch die Erststufe lenkbar. Auch hierzu nutzte man das bisher angewandte System mit der Einspritzung von Freon und Wasserstoffperoxid. Dazu führte die erste Stufe 303.3 kg Freon und 153.15 kg Wasserstoffperoxid mit. (Dabei war schon zu dieser Zeit bekannt, das Fluorchlorkohlenwasserstoffe wie das Freon die Ozonschicht zerstören). Die zweite Stufe nutzte nun nur noch 42 kg Freon und nun 28 kg Hydrazin anstatt Wasserstoffperoxid zur Schubvektorsteuerung. Die My-S war schon fähig sehr genau kreisförmige Bahnen zu erreichen.

Die My 3S hatte dieselbe Startmasse und Höhe wie die My 3H und konnte wie diese einen 300 kg schweren Satelliten in den Orbit bringen. Ziel war daher nicht eine Steigerung der Nutzlast sondern mehr eine Modernisierung der My Trägerrakete. Zusammen mit der My 3H zählt die My 3S zur dritten Generation der My Trägerraketen.

Die erste Stufe wurde um 4 t schwerer, die zweite Stufe um 0.5 t leichter und die dritte Stufe entfiel. Dies wurde vor allem durch die schwerere Erststufe und den höheren spezifische Impuls der Erststufe aufgefangen. Das Expansionsverhältnis erhöhte sich für die Erststufe von 5.39 auf 7.79.

Auch die M3S wurde lediglich vier mal eingesetzt. Es war auch das letzte mal, dass man die 8 Bleistiftförmigen Startbooster einsetzte, mit denen schon die Lambda 4S startete.

My 3S

My 3S

Erststart 17.2.1980 letzter Start 14.2.1984
Starts: 4, kein Fehlstart
Nutzlast 290 kg in eine LEO Bahn
Startmasse 49.5 t
Höhe 23.80 m

Booster (8) SRB-310
Vollmasse: 8 × 515,3 kg
Leermasse: 8 × 171 kg
Schub 8 × 97 kN über 7.5 sec
spez. Impuls 2158 m/s
Länge 5.79 m, Durchmesser 0.31 m

Stufe 1: M-13
Vollmasse 34302 kg, Leermasse 7005,5 kg
(Inklusive 306.3 kg Freon)
Schub 1080 kN über 56 sec.
Spez. Impuls 2609 m/s
Länge 14.94 m, Durchmesser 1.41 m

Stufe 2: M-22 TVC
Vollmasse: 9660,8 kg
Leermasse 2446,8 kg
Schub 280 kN über 64 sec.
Spez. Impuls 2716 m/s
Länge 6,394 m, Durchmesser 1.41 m

Stufe 3: M-3A
Vollmasse: 1231 kg
Leermasse 145,2 kg
Schub 61 kN über 53 sec.
Spez. Impuls 2785 m/s
Länge 2,501 m, Durchmesser 1.135 m

Erfolg Datum Nutzlast Träger Nr.
x 17.02.1980 Tansei-4 M-3S-1
x 21.02.1981 Hinotori M-3S-2
x 20.02.1983 Tenma M-3S-3
x 14.02.1984 Ohzora M-3S-4

Die My 3SII

My-3S IIDie bislang häufigste Variante der My 3+4 Serie ist die My 3S. Sie wurde von 1985-1995 eingesetzt. Sie ist die vierte Generation der My Entwicklung und eine bedeutende Steigerung gegenüber der My-3S, obgleich man dies an der Bezeichnung die an eine verbesserte My-3S erinnert nicht sieht. Von der My-3S wurde nur die erste Stufe übernommen, die anderen Stufen wurden durch leistungsfähigere Nachfolgemodelle ersetzt.

Gegenüber der My 3S konnte die Nutzlast durch die Einführung einer 3 mal größeren Drittstufe und zwei großen Startboostern gesteigert werden. Es können nun 770 kg Nutzlast in einen niedrigen Erdorbit befördert werden. Alle Oberstufen sind erheblich leichter als bei der My-3S. Die erste Stufe verwendet 271.46 kg Freon zur Schubvektorsteuerung, die zweite 135,73 kg und die dritte nutzt ein Zweikomponentensystem aus 87.6 kg Freon und 40 kg Hydrazin. Damit waren nun alle 3 Stufen der My-3SII lenkbar.

Der Startpreis wird mit 30 Mill. USD angegeben. Die My 3SII transportierte mit Express auch die einzige ausländische (deutsche) Nutzlast. Der Start schlug allerdings fehl und die Kapsel erreichte einen zu geringen Orbit. Zumindest die Rückkehrkapsel konnte aber einige Monate später in Ghana geborgen werden.

Für exzentrische Bahnen oder Nutzlasten in den Interplanetaren Raum (Sakigake und Susei zu Halley, Hiten zum Mond) wurden 3 verschiedene Kickstufen eingesetzt. Für Erdorbitmissionen ist die My-3SII dreistufig.

My 3SII

My 3SII

Erststart 14.2.1985, letzter Start 15.1.1995
Starts: 8, davon 1 Fehlstart
Nutzlast 770 kg in eine LEO Bahn
Startmasse 61.7 t
Höhe 27.78 m

Booster (2) SB-735
Vollmasse: 2 × 5124 kg,
Leermasse 2 × 1122 kg
Schub 2 × 284 kN über 31 sec
Spez. Impuls 2609 m/s (Vakuum)
Spez. Impuls: 2334 m/s (Meereshöhe)
Länge 9,14 m, Durchmesser 0.735 m

Stufe 1: M-13
Vollmasse 34695,4 kg,
Leermasse 7451,7 kg (Inklusive 271.46 kg Freon)
Schub 1121 kN über 56 sec.
Spez. Impuls: 2609 m/s (Vakuum)
Spez. Impuls: 2334 m/s (Meereshöhe)
Länge 14.65 m, Durchmesser 1,65 m

Stufe 2: M-23
Vollmasse: 13058,4 kg,
Leermasse: 2741,4 kg
(Inklusive 135,73 kg Freon)
Schub 490 kN über 52 sec.
Spezifischer Impuls 2765 m/s (Vakuum)
Länge 8,47 m, Durchmesser 1,650 m

Stufe 3: M-3B
Vollmasse: 3603,15 kg,
Leermasse 305,25 kg
(Inklusive 127.6 kg Freon und Hydrazin)
Schub 108 kN über 82 sec.
Spezifischer Impuls 2875 m/s (Vakuum)
Länge 2.65 m, Durchmesser 1.495 m

3 verfügbare Kick Oberstufen
mit Massen von 244,461 und 606 kg:

Stufe 4:
Vollmasse: 467,55 kg,
Leermasse: 46,95 kg.
Spezifischer Impuls 2791 m/s (Vakuum)
Länge 2,01 m, Durchmesser 1.40 m

Erfolg Datum Nutzlast Träger Nr.
x 07.01.1985 Sakigake M-3S2-1
x 18.08.1985 Suisei M-3S2-2
x 05.02.1987 Ginga M-3S2-3
x 21.02.1989 Akebono M-3S2-4
x 24.01.1990 Hiten M-3S2-5
x 30.08.1991 Yohkoh M-3S2-6
x 20.02.1993 Asuka M-3S2-7
- 15.01.1995 EXPRESS M-3S2-8

Die My V

My-VDie My V ist die modernste und größte My Rakete, mit den Raketen der My 3 Klasse hat sie allerdings nur den Namen gemein. Wie der Name My-V (V für Fünf) sagt ist es die fünfte Generation der My Trägerrakete.

Die Starts erfolgen von den modifizierten Startplätzen der My-3SII, so das mit keinen weiteren Einsätzen der kleineren Rakete zu rechnen ist. Die Kosten der Entwicklung der My V wurden mit 167 Mill. USD angegeben, der Startpreis vor dem ersten Start mit 38 Mill. USD. Doch heute liegt ein Start schon bei 64 Mill. USD, was diese Trägerrakete ebenso unwirtschaftlich wie die My 3 und H-2 macht. (Eine Delta 2 kostet in etwa genauso viel und transportiert die 2.5 fache Nutzlast). Die My V ist in ihrer Auslegung die schwerste Feststoffrakete der Welt, mit einem Durchmesser von 2.5 m. Sie ist dreistufig und auf Startbooster wird verzichtet. Eine vierte Kickstufe ist verfügbar. Die Massen der dritten und Kickstufe ähneln denen der ersten und zweiten Stufe der My 3, es handelt sich jedoch um neu entwickelte Stufen mit neuen Technologien wie HTPB Treibstoff, Kohlefaserverbundwerkstoffen, ausfahrbaren verlängerten Düsen und voller Steuerfähigkeit. Die erste Stufe verwendet eine hochbelastbare Stahllegierung für das Gehäuse.

Die erste und zweite Stufe werden erstmals durch einen Gitterrohradapter verbunden um Gewicht zu sparen. Eingesetzt wird eine zweiteilige Nutzlastverkleidung, die nach 197 Sekunden abgesprengt wird und optische Laserkreisel zur Steuerung. Damit ist die My-V eine der modernsten Feststoffraketen die derzeit verfügbar sind. Die Nutzlastverkleidung umgibt auch die dritte und vierte Stufe. Die My V hat die 2.5 fache Nutzlast der M;y-3SII und bietet mit 2.5 m Durchmesser und 6.0 m Länge erheblich mehr Raum für die Nutzlast als die bisherigen My Modelle.

Die erste Stufe hat bewegliche Düsen. Die Rollstabilisierung wird durch zwei kleine Feststoffmotoren erledigt, die nach dem Start zünden und die ganze Rakete in Rotation um die Längsachse versetzt. Dasselbe System findet auch bei der zweiten Stufe Anwendung. Die dritte Stufe verwendet auch eine bewegliche Düse, aber Kaltstrahldüsen für die Rollregelung.

Durch die kurzen Brennzeiten der Feststofftriebwerke gibt es Freiflugphasen beim Start der My V. Die zweite Stufe wird nach 75 Sekunden gezündet (Ausbrennen der ersten Stufe nach 51 Sekunden), die dritte nach 218 Sekunden gezündet (Ausbrennen der zweiten Stufe nach 137 Sekunden). Die Kickstufe zündet nach 344 Sekunden (Ausbrennen der dritten Stufe nach 312 Sekunden). Der hohe Schub führt auch zu einer maximalen Belastung der Nutzlast mit 8 g.

Nachteilig an der My-V ist dass durch die kurze Brenndauer die Nutzlast für höhere Orbits rasch abnimmt. In 500 km hohe kreisförmige Bahnen transportiert die My V nur noch 1170 kg, in 700 km Höhe sind es noch 650 kg.

Die My-V startete die Raumsonden Nozomi (Mars) und Hayabusa (Planetoid Itokawa). Von den drei zuerst bestellten My V sind alle drei gestartet, davon schlug ein Start fehl. Ursache war ein Durchbrennen der Düsen, worauf das Material in allen Stufen ersetzt wurde. Vier weitere Starts mit den Sonden Lunar-A, Solar-B und den Astronomiesatelliten Astro-F und Astro E-II waren geplant. Die Produktion wurde dann jedoch 2006 eingestellt. Der Start von Lunar-A wurde gestrichen.

Ihr Produktionstop war auch einer der Gründe, die Mondmission Lunar-A einzustellen. Allerdings lag auch Lunar-A nicht im Zeitplan und so bedingte wohl das eine das andere: Nur für Lunar-A die Produktion offen zu halten, war zu teuer und ob und wann Lunar-A jemals starten würde, erschien ungewiss.

Eine geflügelte Variante der My, die My V ALB (Air Launch Booster) bestehend aus der zweiten und dritten Stufe der My V und der Dritten der My-3SII wurde wegen zu hoher Kosten aufgegeben. Die 51,85 t schwere, 17 m lange Rakete wäre von einer Boeing 747 in 11.400 m Höhe bei Mach 0,82 abgeworfen worden. Stabilisiert sollte sie durch Flügel mit einer Fläche von 6,6 m² werden. Sie hätte 1.270 kg in einen Erdorbit transportiert. Die Startkosten wurden auf 29 Millionen Dollar für die Rakete, zuzüglich 2 Millionen für die Startvorbereitung und 1 Million für die Nutzung der Boeing 747 geschätzt.

Die NASDA führte eine Reihe von Studien durch, die My durch modernere Raketen mit günstigeren Produktionskosten zu ersetzen. Die erste war die J-1, (S.318), die zweite der ASR /Advanced Solid Rocket), bei dem als erste Stufe ein SRB-A Booster der H-2 eingesetzt werden sollte. Als zweite und dritte Stufen waren die zweite und dritte Stufe der My V vorgesehen. Auch diese Rakete hätte einen durchgängigen Durchmesser von 2,50 m aufgewiesen. Aufgrund der Synergie mit der H-2A Produktion (höhere Stückzahlen der SRB-A Booster) wäre ein Start preiswerter als der einer My-V gewesen. Trotzdem kam die NASDA bei einer Untersuchung zu dem Schluss, dass die Rakete immer noch unverhältnismäßig teuer wäre, und stellte das Projekt ein.

My V

My V

Erststart 12.2.1997, letzter Start 22.9.2006
Starts: 7, davon 1 Fehlstart
Nutzlast 1900 kg in eine LEO Bahn (dreistufige Version)
400 kg auf Fluchtgeschwindigkeit (vierstufige Version)
Startmasse 139 / 140.4 t (dreistufige 7 vierstufige Version)
Höhe 30.7 m

Stufe 1: M-14
Vollmasse 83.560 kg, Leermasse 11.570 kg
Schub 3760 kN über 51 sec.
Spez. Impuls 2687 (Vakuum) 2413 (Meereshöhe)
Länge 13.73 m, Durchmesser 2.5 m

Stufe 2: M-24
Vollmasse 37.000 kg, Leermasse 4.000 kg
Schub 1520 kN (Mittel) über 62 sec.
Spez. Impuls 2864 (Vakuum) 2011 (Meereshöhe)
Länge 6.61 m, Durchmesser 2.5 m

Stufe 3: M-34
Vollmasse: 12000 kg, Leermasse 1000 kg
Schub 337 kN über 94 sec.
Spezifischer Impuls 2952 (Vakuum)
Länge 3.5 m, Durchmesser 2.20 m

Kickstufe (optional)
Vollmasse: 1430 kg, Leermasse 118 kg
Schub 52 kN über 134 sec.
Spezifischer Impuls 2952 (Vakuum)
Länge 1.5 m, Durchmesser 1.20 m
.

Success Date Payload Name Payload Name Launch Vehicle Vehicle Number
x 12.02.1997 Haruka MUSES-B M-V M-V-1
x 03.07.1998 Nozomi Planet B M-V M-V-3
- 10.02.2000 ASTRO E ASTRO E M-V M-V-4
x 09.05.2003 Hayabusa MUSES C M-V M-V-5
x 10.07.2005 Suzaku ASTRO-E2 M-V M-V-6
x 21.02.2006 Akari ASTRO-F M-V M-V-8
x 22.09.2006 Hinode SOLAR-B M-V M-V-7

Die Epsilon

Schnittbild EpsilonIm August 2010 gab die JAXA bekannt, einen neuen Trägertyp, die Epsilon zu entwickeln. Nachdem die My 5 ausgemustert wurde, fehlt ein Träger für kleinere Nutzlasten. Die Epsilon soll für die Kosten für einen Start gegenüber dem Vorgängermodell deutlich senken. Dies wird erreicht, indem die erste Stufe der My-5, die einen großen Kostenfaktor darstellte, da sie aus zwei Segmenten und der Brennkammer bestand, die erst am Startplatz zusammengebaut werden konnten, ersetzt wird, durch einen modifiziertem Booster der H-IIA. Die beiden Oberstufen der My-V sollen in leicht verbesserter Form eingesetzt werden. Ein kleines Antriebsmodul mit flüssigen Treibstoffen soll Bahnungenauigkeiten ausgleichen. Trotzdem nimmt die Nutzlast bei höheren Umlaufbahnen stark ab.

Die Epsilon wird auch ein wesentlich einfacheres Steuersystem beinhalteten, nachdem das bisherige für jeden Start eigens konfiguriert werden musste. Die Vorbereitungszeit vor dem Start sollte auf ein Viertel reduziert werden, indem zahlreiche Tests automatisch und autonom durchgeführt werden. Ein Desktop Rechner soll dafür "künstliche Intelligenz" einsetzen. In den oberen Stufen sollen leichtgewichtigere CFK-Motorgehäuse zum Einsatz kommen die ohne die übliche Aushärtung im Autoklaven hergestellt wurden. Die zweite Stufe auf Basis des Antriebs der My-V hat eine ausfahrbare Düse. Dadurch kann der Stufenadapter kompakter gehalten werden. Die Nutzlasthülle ist für eine Rakete dieser Größe sehr lang. Sie umgibt auch die zweite und dritte Stufe und wird recht früh nach dem Brennschluss der ersten Stufe abgetrennt.

Bis 2010 wurden schon drei Jahre an dem Design gefeilt, sodass der Träger schon 2013 seinen Jungfernflug durchführen könnte. Die erste Mission wird die wissenschaftliche Mission Sprint A sein. Ein Teleskop in einem 500-km-Orbit, welches Venus, Mars und Jupiter beobachten soll. Danach ist ein Start pro Jahr geplant. Nutzlasten sollten Technologieexperimente und kleinere wissenschaftliche Satelliten sein. Die Entwicklungskosten werden auf 200 Millionen Dollar beziffert. Der Startpreis wurde nicht veröffentlicht, doch auf der Projektseite ist als Ziel eine Kostenreduktion um ein Drittel angegeben.

Die Epsilon besitzt allerdings auch eine geringere Performance von 1.170 kg in den LEO-Orbit, verglichen mit 1.900 kg bei der My-V.

Erstmals könnte eine Feststoffrakete auch vom Tanegashima Space Center aus starten. Eine der beiden H-IIA / H-IIB Rampen könnte für den Start umgebaut werden. Alternativ ist im Gespräch die My-V Startrampe im Uchinoura Space Center zu nutzen. Wo der neue Träger startet, ist bisher noch nicht entschieden.

Erste Nutzlast ist der Satellit Spectroscopic Planet Observatory for Recognition of Interaction of Atmosphere (SPRINT-A). Er soll mit einem Teleskop und UV Spektrometer die Atmosphären von Venus, Mars, Jupiter und Io von einem Orbit aus untersuchen. Der 320 kg schwere Satellit soll in eine 950 x 1250 km hohe, 31 Grad geneigte Umlaufbahn gelangen. Er soll eine typische Nutzlast sein, auch die nächsten Satelliten sollen um die 500 kg wiegen. 300 kg könnte die Epsilon auf eine Fluchtbahn bringen. Das wäre ausreichend für kleine Raumsonden.

Am 14.9.2013 klappte der Jungfernflug, nachdem der Countdown am 27.8.2013 abgebrochen wurde: ein Computer hatte eine falsche Lage der Rakete gemeldet. Dies stimmte jedoch nicht. Das Antriebsmodul beförderte zuerst den Satelliten in eine elliptische Umlaufbahn und zirkularisierte diese beim nächsten Umlauf. Dies ist energetisch günstiger und erlaubt genauere Bahnen. Ähnliche Strategien setzt auch die europäische Vega sowie US-Feststoffraketen (Athena, Pegasus) ein. SPRINT-A wurde wie es in Japan Tradition ist mit einem "nicht technischen" Namen  nach dem Start belegt, er heißt nun Hisaki, nach einer Bucht nahe des Startorts.

Im Kontrollzentrum waren nur 8 Personen. Beim Start einer H-2A sind dagegen bis 150 Personen mit den Vorbereitungen vertraut (allerdings nicht nur im Kontrollzentrum). Die Startkosten sollen 3,8 Milliarden Yen (37 Millionen Dollar im September 2013) betragen, das ist die Hälfte der kosten der My-V. Sie könnten auf 3 Milliarden Yen sinken, wenn eine höhere Startfrequenz von 1 Start pro Jahr erreicht wird. Das ist wenn man das gesparte Geld für Nutzlasten einsetzt nicht ausgeschlossen. Die My-V die doppelt so teuer war startete siebenmal in zehn Jahren. Der nächste Start wird 2015 erfolgen.

Die Epsilon startet von der ehemaligen My-V Startrampe. Beim Start gibt es drei Freiflugphasen. Eine kürzere nach Ausbrennen der ersten Stufe. Kurz vor Zündung der zweiten Stufe wird dann die Nutzlastverkleidung abgetrennt. Eine zweite längere folgt nach Brennschluss der zweiten Stufe. Das PBS zündet erneut nach einer Pause. Es wird betrieben bis ein elliptischer Erdorbit mit einem Apogäum in der gewünschten Bahnhöhe erreicht ist. 60 Minuten nach dem Start wird dieser Orbit dann in einen kreisförmigen durch eine zweite Zündung umgewandelt.

Ereignis beim JungfernflugRealer ZeitpunktGeplanter Zeitpunkt
 Abheben
Ausbrennen erste Stufe
Abtrennung Nutzlastverkleidung
Trennung erste / zweite Stufe
Zündung zweite Stufe
Brennschluss zweite Stufe
Trennung zweite/dritte Stufe
Zündung dritte Stufe
Brennschluss dritte Stufe
Trennung dritte Stufe Post Burnstage (PBS)
Erste Zündung PBS
Erster Brennschluss PBS
Zweite Zündung PBS
Zweiter Brennschluss PBS
Abtrennung SPRINT-A
0 min. 0 sec.
1 min. 54 sec.
2 min. 31 sec.
2 min. 40 sec.
2 min. 45 sec.
4 min. 24 sec.
10 min. 23 sec.
10 min. 27 sec.
11 min. 56 sec.
16 min. 47 sec.
21 min. 26 sec.
25 min. 53 sec.
54 min. 24 sec.
59 min. 19 sec.
61 min. 39 sec.
0 min. 0 sec.
1 min. 52 sec.
2 min. 30 sec.
2 min. 41 sec.
2 min. 45 sec.
4 min. 27 sec.
10 min. 24 sec.
10 min. 28 sec.
11 min. 57 sec.
16 min. 48 sec.
19 min. 8 sec.
29 min. 58 sec.
53 min. 50 sec.
60 min. 30 sec.
61 min. 40 sec.

Die abweichungen in der Brennzeit des PBS (Soll: 1070 s, Ist: 562 s) deuten darauf hin, dass die Leistung der Rakete höher ist als geplant, da dann weniger Treibstoff verbraucht wird,

Datenblatt Epsilon

Einsatzzeitraum:

Starts:

Zuverlässigkeit:

Abmessungen:

Startgewicht:

Maximale Nutzlast:


Nutzlasthülle:

2013-

1, davon 0 Fehlstarts

100%

24 m Höhe
2,50 m Durchmesser

91.000 kg

1.200 kg in einen 250x 500 km LEO-Orbit, 31 Grad (ohne PBS)
700 kg in einen 500 km hohen kreisfömigen LEO-Orbit, Inklination 31 Grad (mit PBS)
450 kg in einen 500 km hohen SSO Orbit (mit PBS)

11 m Länge, 2,50 m Durchmesser, 700 kg Gewicht


SRB-A

M-34c

KM-V2b

Länge:

11,90 m

4,00 m

2,95 m

Durchmesser:

2,50 m

2,20 m

1,55 m

Startgewicht:

76.400 kg

12.000 kg

1.430 kg

Trockengewicht:

10.400 kg

1.000 kg

142 kg

Schub Meereshöhe:

 1.520 kN

-

-

Schub (maximal):

 2.245 kN

337 kN

52 kN

Triebwerke:

 SRB-EM

BP-205J

-

Spezifischer Impuls
(Meereshöhe):

2158 m/s

-

-

Spezifischer Impuls
(Vakuum):

2765 m/s

2952 m/s

2952 m/s

Brenndauer:

112 s

122 s

89 s

Treibstoff:

HTPB/ Aluminium/ Ammoniumperchlorat

HTPB/ Aluminium/ Ammoniumperchloratfest

HTPB/ Aluminium/ Ammoniumperchlorat

Start der Episolon

Die J-1

Die J-1 war die erste Rakete, die von ISAS und NASDA gemeinsam entwickelt wurde. Die Entwicklung begann 1991, als die My 3S-II noch aktuell war und sich die H-2 in der Entwicklung befand. Daher wurden Stufen der H-2 und M-3SII verwendet. Die erste Stufe der J-1 ist ein SRB-A Feststoffbooster der H-2, zweite und dritte stammten von der M-3SII. Von ihr stammte auch die Nutzlastverkleidung. Später sollte eine größere Nutzlastverkleidung mit einem Durchmesser von 2,00 m folgen.

Da der SRB-A keine schwenkbaren Düsen hat, wurden an ihm zwei externe Druckgastanks mit eigenen Düsen angebracht, um den Schubvektor zu beeinflussen.

Der Start sollte von den N und H-1 Startplätzen von Tanegashima aus erfolgen. Zwei Testflüge mit zwei beziehungsweise drei Stufen und mindestens ein operationeller Start waren geplant. Die J-1 sollte die My V ergänzen. Sie hat eine Nutzlast von rund 1.000 kg – mehr als eine My 3S-II, aber weniger als eine My V. Es erfolgte nur der erste Testflug mit zwei Stufen am 11.2.1996 mit der ballistischen Hyflex Mission, bei der ein Apogäum von 110 km erreicht wurde.

Mittlerweile hat die NASDA ihre Unterstützung aus dem Projekt zurückgezogen, da die Entwicklung erheblich kostspieliger wurde als geplant. Der Startpreis von 52 Millionen Dollar steht in keinem Verhältnis zu der Nutzlast von 1.000 kg. Amerikanische Träger in dieser Nutzlastkategorie kosteten damals rund 12-16 Millionen Dollar pro Start. Auch die Hoffnung die Rakete schnell zu entwickeln, zerschlug sich. Der Testflug fand schon nach dem Erststart der My V statt. Daraufhin wurde die Entwicklung eingestellt.


j1.jpeg

J-1

Starts 1, erster Start: 11.2.1996 (suborbital)
Nutzlast 1000 kg in eine 186 km LEO Bahn

Stufe 1: SRB-A
Vollmasse 74.200 kg, Leermasse 9400 kg
Schub 2255 kN über 99 sec.
Spezifischer Impuls 2746 m/s (Vakuum)
Länge 13.3 m, Durchmesser 2.5 m

Stufe 2: M23
Vollmasse 13.100 kg, Leermasse 2.800 kg
Schub 525 kN über 73 sec
spezifischer Impuls 2766 m/s (Vakuum)
Länge 6.7 m, Durchmesser 2.5 m

Stufe 3: M38
Vollmasse 3600 kg, Leermasse 300 kg
Schub 132 kN über 87 sec.
Spezifischer Impuls 2884 m/s (Vakuum)
Länge 2.7 m, Durchmesser 1.5 m

Nutzlastverkleidung
Länge 6.9 m, Durchmesser 1.65 m
Masse 600 kg

Starts nach Jahren

Links

H-IIA Webpage

JAXA Space Transportation Programm

H2A Launch Vehicle

My V Launch Vehicle

Startlisten Japanischer Trägerraketen

Yasuhiro Morita, A New Type of Launch Vehicle: A Rocket with Artificial Intelligence

Epsilon Launch Vehicle

Büchertipps

Von mir gibt es mehrere Bücher zum Thema Trägerraketen. Zum einen zwei Werke über alle Trägerraketen der Welt und zum Zweiten Bücher über die europäische Trägerraketenentwicklung.

Mein bisher umfassendstes Werk ist ein zweibändiges Lexikon über Trägerraketen mit 700 bzw. 600 Seiten Umfang. In ein Buch passten schlichtweg nicht alle Träger in ihren Subversionen so gibt es einen Band nur für US-Träger, einen zweiten für "internationale" Trägerraketen, sprich alle anderen Nationen. Beide Bände haben denselben Aufbau:

Nach einem einleitenden Kapitel über die Arbeitsweise von Raketen kommt ein einführendes Kapitel über die Raumfahrtbestrebungen des Landes und der Weltraumbahnhöfe, bei den USA ist dies natürlich nun eines. Danach kommen die Träger geordnet nach Familien mit gleicher Technologie in der historischen Entwicklung. Zuerst wird die Technologie und Entwicklungsgeschichte beim ersten Exemplar einer Familie beschrieben, dann folgt bei den einzelnen Mitgliedern nur noch die Veränderungen dieses Modells und dessen Einsatz.

Ich habe soweit möglich technische Daten zum schnelleren Nachschlagen in Tabellen ausgelagert, Querschnittsdiagramme, Grafiken über den Einsatz und bei den US-Trägerraketen auch komplette Startlisten komplettieren dann jedes Kapitel. Dazu gibt es von jedem Träger ein Startfoto.

In jedem Buch stecken so über 100 Subtypen, was den Umfang bei dieser ausführlichen Besprechung auf 600 Seiten (internationale Trägerraketen) bzw. 700 Seiten (US-Trägerraketen getrieben hat). Ich denke sie sind mit 34,99 und 39,99 Euro für den gebotenen Inhalt trotzdem sehr günstig.

Speziell mit der Geschichte der Trägerraketenentwicklung in Europa beschäftigt sich das zweibändige Werk Europäische Trägerraketen 1+2. Band 1 (Europäische Trägerraketen 1: Von der Diamant zur Ariane 4) behandelt die nationalen Trägerprogramme (Black Arrow und Diamant), das OTRAG-Projekt, die glücklose Europa-Rakete und die Ariane 1-4. Band 2: die aktuellen Projekte Ariane 5 und Vega. Sowie die Weiterentwicklungen Ariane 6 und Vega C. Beide Bücher sind voll mit technischen Daten, Details zur Entwicklungsgeschichte und zu den Trägern. Diese Bücher sind gedacht für Personen, die wirklich alles über die Träger wissen wollen. Der nur an allgemeinen Infos interessierte, wird mit dem Buch internationale Trägerraketen besser fahren das sich auf die wichtigen Daten beschränkt.

Es gibt von den europäischen Trägerraketen, da die Programme weitestgehend unabhängig voneinander sind, auch die Möglichkeit, sich nur über einen Träger zu informieren so gibt es die gleiche Information auch in vier Einzelbänden:

Auf einen eigenen Band für Ariane 5 und 6 habe ich verzichtet, weil dieser nur wenig billiger als Band 2 der europäischen Trägerraketen wäre, da Ariane 5+6 rund 2/3 des Buches ausmachen.

Meine Bücher sind alle in Schwarz-Weiss. Das hat vor allem Kostengründe. Bei BOD kostet jede Farbseite 10 ct Aufpreis. Es gibt jedoch ein Buch, das für Einsteiger gedacht ist und jeden Trägertyp nur auf zwei Seiten, davon eine Seite mit einem meist farbigen Foto abhandelt: Fotosafari durch den Raketenwald. Es ist weniger für den typischen Leser meiner Webseite gerichtet, die ja auch in die Tiefe geht, als vielmehr für Einsteiger und als Geschenk um andere mit der Raumfahrt zu infizieren.

Sie erhalten alle meine Bücher über den Buchhandel (allerdings nur auf Bestellung), aber auch auf Buchshops wie Amazon, Libri, Buecher.de und ITunes. Sie können die Bücher aber auch direkt bei BOD bestellen.

Mehr über diese Bücher und weitere des Autors zum Themenkreis Raumfahrt, finden sie auf der Website Raumfahrtbucher.de.




© des Textes: Bernd Leitenberger. Jede Veröffentlichung dieses Textes im Ganzen oder in Auszügen darf nur mit Zustimmung des Urhebers erfolgen.
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